[发明专利]航空发动机基线计算方法、状态监控方法及监控系统

摘要

本发明公开了一种航空发动机基线的计算方法、航空发动机状态监控方法及系统。所述基线计算方法包括解析所述航空发动机的巡航报文，以获取所述航空发动机的飞行数据；基于所述飞行数据，利用偏最小二乘回归法建立所述航空发动机的基线模型；基于所述基线模型，计算所述航空发动机的基线值。所述监控方法包括计算所述航空发动机状态参数的连续测量值与基线值的偏差，形成测量值的偏差序列；依次对所述偏差序列中的每个偏差进行平滑处理和告警。所述监控系统包括用户终端、数据库服务器、应用服务器、计算引擎服务器。本发明能挖掘航空发动机的基线，实现对航空发动机的状态监控。

主权项

一种航空发动机基线的计算方法，其特征在于，包括：解析所述航空发动机的巡航报文，以获取所述航空发动机的飞行数据；基于所述飞行数据，利用偏最小二乘回归法建立所述航空发动机的基线模型；基于所述基线模型，计算所述航空发动机的基线值；所述飞行数据包括：低压转子转速N1、计算空气速度CAS、海拔ALT；静态大气温度SAT、大气总温度TAT、飞行马赫数MACH；所述基线值包括：发动机排气温度EGT、高压转子转速N2、发动机燃油流量FF；在建立所述航空发动机的基线模型之前，还包括：对所述飞行数据进行预处理；所述预处理包括：保留处于稳定巡航状态的飞行数据；剔除粗大误差的飞行数据；所述剔除粗大误差的飞行数据包括：基于海拔ALT、计算空气速度CAS、飞行马赫数MACH、大气总温度TAT、静态大气温度SAT的数据相关性，建立回归方程；剔除所述回归方程中标准差大的飞行数据；所述基线模型为：EGT＝α1N1+α2N12+α3TAT+α4ALT+α5MACHN2＝β1N1+β2N12+β3TAT+β4TAT2+β5ALT+β6ALT2+β7MACH+β8MACH2+β9CASFF＝γ1N1+γ2N12+γ3TAT+γ4TAT2+γ5ALT+γ6ALT2+γ7MACH+γ8MACH2+γ9CAS，其中，α1～α5、β1～β9、γ1～γ9为各变量对应的回归系数。